微型燃气涡轮发动机

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1、微型燃气涡轮发动机实验指导书中国民航大学发动机运行与控制实验室目 录实验1：发动机启动、运行演示实验1实验2：发动机推力实验5实验3：微型涡轮喷气式发动机控制综合实验13实验4：发动机循环及效率实验16实验5：涡喷发动机部件效率实验18开放选题：涡喷发动机性能分析22 实验1：发动机启动、运行演示实验实验目的熟悉CM14发动机软、硬件设备；掌握CM14发动机启动、运行和停机方法；熟悉并掌握应用小型涡轮燃气涡轮实验台数据采集系统获取实验数据。实验设备CM14发动机（含油箱和引燃气体）；数据采集系统；控制计算机（已安装Armfield软件）；AMT软件。实验步骤（1） 准备（提前完成）A. 燃油、

2、滑油混合可选用燃油JP-4、Paraffin或jet A-1，由于涡轮机需要燃油润滑，因而必须在燃油中混入4.5%的润滑油（Aeroshell 500 turbine oil）。润滑油在启动和停机过程中会起到润滑发动机的作用，当激活关机按钮时，混油润滑剂的燃油会停止流入发动机，发动机内残留的燃油在热端挥发，在涡轮机表面形成润滑油层；下次开机启动时，这些润滑油也会润滑发动机。不允许在润滑剂的情况下运行发动机，否则会对发动机造成不可逆的损害。l 油箱的容量是5升，滑、燃油混合时应遵循以下顺序：l 用量筒量取250m壳牌500航空涡轮机润滑油，并倒入混合容器内；图1-1 控制软件界面（发动机示意图）

3、（2） 启动为保证发动机正常启动，必须严格按照以下顺序进行操作：l 点击控制计算机软件界面的电源按钮（“Power On”）l 点击控制计算机软件界面的允许按钮（“Enable”）l 点击控制计算机软件界面的启动按钮（“Start”）当按下启动按钮（“Start”）之后，发动机便开始启动，不再需要其他任何操作。按下启动按钮（“Start”）之后，电子起动机开始尝试启动发动机。在此阶段，作为引燃气体的丙烷气会由气罐流入燃烧室，燃烧室内的火花塞会周期性的点火，当流入的丙烷气足够多时，燃油被引燃，使燃烧能够得以维持，发动机便会启动。通过控制软件界面可以看到以下启动程序图线：图1-2 CM14发动机启

4、动程序启动开始后，solenoid燃油活门将打开，而solenoid丙烷活门将被关闭。大约30秒过后，启动程序完成，发动机由燃油燃烧保证正常运转，此时需要人工关闭丙烷罐阀门。控制栏（“Control”）内的推力调节器（“Throttle”）在0%位置时，对应的燃油流量约为0.7L/min，发动机转速保持在37000RPM。（3） 采集数据实现数据采集的最简易方法是使用手动采集按钮，它在控制软件界面的主菜单栏，绿色的“GO”图标。每次点击这个图标时，都会有一次采样响应，并将该数据加到电子数据表内，通过选择下图所示的图标可以得到电子数据表。图1-3 数据采集按钮和电子数据表按钮Armfield控制

5、软件具备自动数据采集功能，选择菜单栏“Sample”条目下拉菜单中的“Sample Now”可以进入数据自动采集配置对话框。图1-4 自动采样菜单及配置对话框在采样配置对话框中，首先必须单击“Sampling Operation”面版中的“Automatic”单选按钮。同时，在这个面板内，可以设置采样间隔（“Sample Interval”）和采样持续时间（“Duration of Sample”）两个自动采样参数（“Automatic Sample Parameters”）。例如，数据采集间隔设定为1秒，而采样持续时间设定为15秒，则表示发动机运行过程中软件会采集15组数据。当这两个参数设置

6、完成后，点击采样配置对话框上的“OK”按钮会激活采样设置，同时需要在控制软件界面选定按钮“GO”（绿色），采样就会开始进行了。这15组数据也会自动加入到电子数据表当中。可以阅读在线手册获取Armfield控制软件的更多相关信息。非常重要的一点是合理控制数据采集的持续时间，即必须在油箱内燃油耗尽之前完成采样，所以有必要时刻关注发动机已运转时间。发动机最大转速运行平均耗油率约为0.81L/min，所以当5L油箱注满前提下允许开机时间为57分钟。（4） 停机完成数据采集之后必须关闭发动机。在Armfield控制软件界面的控制（“Control”，图1-1）功能区内有“Power On”和“Start

7、”两个按钮。注意：除非出现紧急情况，不能通过点击“Power On”进行关机，必须通过“Start”实现发动机启动和停机操作。发动机运行过程中点击“Start”按钮即触发关机程序。关机程序在发动机控制单元（Engine Control Unit）的监控下进行，可以逐步对发动机实施有效冷却以避免参与热应力。关机程序激活后，发动机在控制单元的操控下在极短的时间内全速运转（转速10万转以上），这样做的目的是保证发动机内部及轴承中随燃油的流动而留有足够的润滑剂，并在下次的启动程序中，在仅丙烷气喷入而无燃油流入的阶段被再次用作发动机的润滑。全速运行过后发动机会突然停车并关机，此时电子起动机在发动机控制单

8、元（ECU）的控制下还会周期性的活动，其目的是从环境中引入冷空气进行冷却，直到喷管温度降至88以下。实验结果 通过软件界面的“Table”工具获取实验数据。实验结论 由于所需发动机稳态运行转速的不同，本实验项目需要被重复多次。可以通过Armfield软件界面的控制（“Control”，图1-1）功能区的推力调节器（“Throttle”）实现转速的调节（0%100%）。实验2：发动机推力实验实验目的应用气体动力学动量方程推算小型涡轮喷气式发动机推力，并与测量值进行对比。实验方法动量方程基本应用。实验设备发动机组件，数据采集系统，安装Armfield软件的PC控制端。可选设备AMT软件。实验原理涡

9、轮喷气式发动机推力测量装置和进、排气条件如图2-1所示。图3-1 推力测量和进、排气条件 （3-1）由式（3-1）可见，发动机地面试车时推力的产生由四项组成：前两项是流经发动机的空气或燃气动量变化量，后两项是排气段、进气段的内外压差，pext为外界环境压力。在许多情况下，后两项对推力的贡献较前两项要小很多，动量方程可以化简为： （3-2）当飞行器以速度uin速度（称为设计速度）飞行时，则认为上式应用的条件是满足的，该速度也是发动机进气道的吸气速度。设计速度uin是喷气式发动机的一个重要参数，该值受到诸多因素的影响。此外，设计速度的实际数值也会因所考虑的具体情况不同而发生变化。一般情况下，喷管出

10、口端气流压力与外界压力平衡时的气流速度值uin当作是设计速度，即认为此时外界压力所对应的高度为飞行器设计飞行高度。此外，多数情况下下式是满足的：uoutuin （3-3）可以对动量方程进一步做如下简化： （3-4）通常情况下，空气流量较燃油流量大很多，可以进一步简化为下式： （3-5）由式（3-5）可见，要估算发动机产生的推力需要测定通流空气流量（进气量）和发动机尾喷管出口的气流速度。发动机通流空气流量可由前方的进气涵道（Frontal duct）经Armfield software数据采集得到，而喷管出口排气速度则有多种获得方法。可以在喷管出口处安置皮托管直接测量喷气速度；也可以利用实验台现

11、有测量参数做适当近似处理后，通过气体动力学基本公式推导出排气速度uout。下面将采用理论推导的方法估算发动机推力范围。对于可压缩气体，有以下声速公式： （3-6）在一个标准大气温度（Ta=298K）环境下，声速大约为a=346m/s，这意味着进口气流速度远低于声速，因而能够采用下式估算发动机进口气流速度： （3-7）考虑到进口几何特征造成的vena contracta效应，（3-7）式有如下形式： （3-8）当发动机以最小转速运行时，进口段测量到的平均空气流量大约为0.24Kg/s，若空气密度取1.2Kg/m3，可以估算出进口处最小空气流速：Min uin=41m/s当发动机以最大转速运行时，

12、进口段测量到的平均空气流量大约为0.86Kg/s，相同地，可以估算出进口处最大空气流速：Max uin=145m/s压气机和涡轮的存在对发动机内气流速度轴向分量影响很小，而声速正比于温度的平方根，因此可以将所有实验工况下流经发动机的气流当作亚音速看待。另外，地面试车时，发动机前、后压力相等（均为大气压）：pin=pext因此，动量方程（3-1）式的最后一项可以忽略，简化为如下形式： （3-9）上式ue即为uout，喷管出口处气流速度。为计算发动机推力必须确定喷管出口截面气流速度ue，喷管出口截面气流压力pe，以及出口截面积Ae（直接测量）。此外，燃油流量（对应部分燃气）对推力的产生与空气贡献推

13、力部分相比，份值较低，完全可以忽略不计，（3-9）式可进一步写成： （3-10）应用气体动力学基本原理推导ue和pe时，要将实际喷管流动过程当作理想等熵过程处理，发动机测量所得T4和P5即分别为喷管进口总温和总压，根据喷管定熵绝能流动原理，可得如下关系： （3-11）最小转速和最大转速下的喷管进口马赫数M4可基于该测点的温度测量值分别得到。发动机气流温度经过燃烧室后会升高，最小转速时，在涡轮出口（喷管进口）测得气流温度为564，最大转速时该温度则为840. （3-12） （3-13）可见，喷管进口马赫数很低，可以认为t4T4，teT5，可以作以下近似： （3-14）应用式（3-14）能够计算以

14、下数值：结合两种情形下喷管出口截面的温度测量值可以计算排气速度： （3-15）根据气体动力学基本原理，由马赫数和总压能够估算最低转速和最高转速所对应的排气静压值： （3-16）进而可以确定两种情形下的发动机推力：通过软件界面可以实时监控发动机推力与转速的关系。图3-2 转速推力关系输出选择按钮图3-3 转速推力关系输出选择按钮新窗口默认输出测量推力与转速之间的关系。此外，还可以对坐标轴配置不同的其他变量，这可以通过选择菜单栏中的格式项（Format）以及次级图标数据（sub item Graph Data）实现，如图3-4所示。图3-4 转速推力关系输出选择按钮 在这个窗口中，选择“CALCU

15、LATED THRUST”为Y轴变量，进而可以对各转速下的计算推力、测量推力进行对比。实验结果由高速气体等熵流动基本原理出发计算所得发动机推力（计算推力Tc）与实验运行测量推力（T）吻合得很好。但尽管较为吻合，计算推力比实际推力还是要高于测量推力值，这是由实际过程并不满足理想过程的一系列假设所导致。例如，理论公式未考虑摩擦效应、边界层效应和方程中涉及变量在流动中的均匀性损失。实验结论本实验证明，根据等熵流动、一维气动方程对喷气式发动机实际热力过程和流动原理进行研究分析是可行的。而且，对发动机原理相关理论合理简化后，可以结合不同工况运行实验数据对发动机进行更为深入、复杂的研究。附：推力计算实例基

16、于CM14小型发动机试车试验数据，理论计算多个转速下发动机稳态运转推力。试车时间：2011.11.30环境条件：温度4，气压103.76kPa实验数据：2011113002.xls为满足某转速下稳态推力测量和计算的要求，需要在试车过程中在该转速下停留足够的时间，可以通过“View data history”功能进行观测；筛选实验数据时，可以通过转速、空气流量、燃油流量等性能参数和温度、压力等状态参数判断是否达到稳态。一般而言，当上述参数均基本稳定不变时，则该组实验数据可用作理论推力计算。经过初步数据处理和筛选，认为加速过程30%转速、63%转速、78%转速、100%转速，以及减速过程86%转速

17、位置满足发动机稳态运行条件。减速过程86%转速下，第540561秒采集参数均满足发动机稳态要求，选用第561秒实验数据。已知：进气道进口直径din=0.1m，喷管出口直径de=0.07m，喷管背压（环境压力）p0=103.76kPa，进口气流密度=1.2kg/m3，空气流量ma=0.99kg/s，喷管进口（涡轮后）静温t4=688，喷管进口（涡轮后）总压p4*=56.48kPa（表压），喷管出口静温t5=551，气体常数R=287J/(kg.K)，=1.33理论推力计算步骤如下：（1）进口气流速度uin结合测量空气流量和进气道几何参数计算进口进口气流速度uin，应用式3-7、3-8：（2）出口

18、气流马赫数Me结合喷管进口气流静温t4、出口气流静温t5，并考虑实际气体的压缩效应和流动过程的散热及摩擦效应，应用式2-14：（3）出口气流速度uout 由出口气流马赫数Me和静温t5，应用式3-15：（4）出口气流压力pe 由出口气流总压p4*、出口气流马赫数Me，应用气体动力学基本关系式2-16：（5）喷管出口截面积Ae已知喷管出口直径de=0.07m：（6）发动机理论推力Tc应用发动机计算公式：Armfield输出计算推力291N，测量推力209N。同时可以对30%、63%、78%、100%转速位置进行计算，得下表所示：转速位置/%数据明细计算推力软件计算推力/N测量推力/N30（458

19、s）ma=0.72kg/s;t4=424p4*=22.73kPa; t5=322111.71299063（486s）ma=0.94kg/s;t4=559p4*=47.50kPa; t5=423235.224316278（498s）ma=0.99kg/s;t4=640p4*=55.55kPa; t5=483283.5292205100（524s）ma=1.00kg/s;t4=767p4*=63.05kPa; t5=618328.0327228上图可见，在计算推力、输出推力均与测量推力存在较大误差，分析认为误差原因如下：（1）理论公式未考虑摩擦效应、边界层效应和方程中涉及变量在流动中的均匀性损失等

20、，故计算值高于测量值；（2）实验装置未严格满足“水平放置”的要求，这是实验误差大的主要原因，并且可以尽量避免。此外，在低推力水平下，计算推力与输出推力吻合性不佳，随着转速的提高，两者差异逐渐减小。而选取的86%计算点处于发动机减速运转阶段，该转速下的推力值与加速阶段推力升高趋势也有明显不符。实验3：微型涡轮喷气式发动机控制综合实验“微型涡轮喷气式发动机控制综合实验”包含两个子项目，即“微型涡轮喷气式发动机过渡状态性能实验”和“微型涡轮喷气式发动机燃油消耗特性实验”，分别对应课程中“过渡态控制”和“发动机燃油控制系统”两个知识点。（1）微型涡轮喷气式发动机过渡状态性能实验实验目的通过调节转速控制

21、器改变发动机工作状态，探究发动机状态转换的瞬态工作过程中转速、推力（实测值和计算值）、空气流量等性能参数随时间变化特性，探究发动机稳态及非稳态运行规律。实验步骤首先保证涡喷发动机在某一状态稳态运行，然后触发发动机转速调节器，使发动机转换至新的工作状态并达到稳态运行。实验过程中，实时采集发动机各站位温度、压力等状态参数，以及推力、转速、燃油消耗率、空气流量等工作性能参数。实验分析时，利用状态参数判断发动机当前运行状况，区分稳定工作状态和非稳定（过渡）工作状态，再根据对应时刻性能参数变化规律对发动机过渡特性做出评价。评价指标主要包括转速响应特性、实时测量推力、实时计算推力以及空气通流特性等，利用相

22、似参数绘制发动机稳态特性线和加速、减速等非稳态特性线，反映该发动机运行控制规律。（2）微型涡轮喷气式发动机燃油消耗特性实验实验目的通过测定发动机在开机、调速控制及停机一系列启动循环中的燃油消耗量，分析燃油消耗率随转速调节变化规律，其目的是在单次启动循环中合理控制发动机转速状态，优化开机运行流程。实验步骤启动发动机至慢车稳定运行逐级调整转速调节器发动机加速、减速运转回至慢车状态、关机停车，在每一转速级别下要保证足够的停留时间以保证发动机运行至稳态。实验过程中，实时采集发动机转速和燃油消耗率，根据测量结果绘制燃油消耗率转速特性图，拟合燃油消耗率转速函数关系式，定量确定发动机燃油消耗特性和完整启动循

23、环燃油消耗总量。后续实验中可据此合理控制发动机转速状态，优化开机运行规律，保证燃油箱灌充燃油充分利用，并有一定量燃（滑）油剩余，满足停机后发动机的有效冷却和润滑需求。例如，可以参考以下顺序运行：（1） 气、电、油接好并检查；（2） 通电，开机；（3） 打开控制计算机，界面右下方显示OK，表明控制端连接正确。可以配置采集方式，实验正式开始前打开数据采集开关；注意数据采集方法；（4） 根据大气情况，填入初始数值，其他数据归零；（5） 不通气时，依次点击Power、Enable、Start，声音分别为长鸣、短鸣、短鸣，表明控制信号有效；（6） 通丙烷气，依次点击Power、Enable、Start，

24、正常情况下能够点火成功；（7） 发动机启动稳定后，关闭丙烷气阀；（8） 调整转速，建议调节规律如下（做“控制实验”时可以调整）：A. 起始0%转速，待界面显示物理转速为3700附近，并稳定，此时才可对转速进行调节；进一步检查丙烷气阀门是否已关闭。B. 10%转速，20秒C. 30%转速，20秒D. 50%转速，20秒E. 6080%转速，10秒F. 90%转速，20秒G. 100%转速，30秒H. 90%转速，20秒I. 50%转速，20秒J. 10%转速，20秒K. 0%转速，待界面显示物理转速为3700附近，并稳定，此时可点击Start，进行停机操作（9） 保存本次实验数据。（10） 断气

25、、断电，整理实验台。注意：步骤（8）中的控制时间可以改变，但是需要精确计时，总时间应控制在6分钟以内。根据上述控制规律进行试车实验时，可以得到以下关系： 控制转速 物理转速 燃油消耗率 燃油消耗特性和拟合曲线实验4：发动机循环及效率实验实验目的评估涡喷式发动机中气流所经历的热力循环，并在比焓-比熵图上表示。实验方法应用工程热力学基本方程。实验设备发动机组件，数据采集系统，安装Armfield软件的PC控制端。可选设备AMT软件。实验原理涡轮喷气式发动机理想热力循环如图4-1所示。图4-1 涡轮喷气式发动机理想热力循环对于理想气体，比焓与温度之间的关系式有很多，其中最简单的形式如下： （4-1）

26、上式中，对理想气体采取定比热容处理，即不考虑比热容随时间的变化，脚标“0”表示选定的参考状态，在这种情况下，气体的比焓与温度成正比。因此，如果气流经历理想热力过程时（没有不可逆损失），可以较为方便的利用温度-比熵图代替比焓-比熵图。热力学给出了多个比熵值计算公式，如以下计算方法： （4-2） 由上式可见，通过发动机现有的温度和压力测量设备即可得出各个站位的熵值，进而得出比焓-比熵图（或温熵图）。在发动机启动之前，也可以通过控制软件Armfield直接选取，由软件在发动机运行过程中计算并输出比焓-比熵图（或温熵图）。为通过实验数据获得较为合理、有说服力的图形，要求发动机需要在某常转速下运行达到稳

27、态。一般来说，可以获得不同转速下的不同焓熵图（或温熵图），分别对应各自转速下的热力循环。注意：发动机运转到所设定的转速后（认为需要研究该转速下的热力循环），必须保证该转速下的发动机气流已处于稳定状态，即气动参数不随时间变化。为确保这一点，可以应用Armfiled软件界面上的“View data history”功能，如图4-2所示。弹出的新窗口会监控实验中所有的测量参数，当这些参数不再发生变化时，则可认为发动机及其内部流动达到稳态。图4-2 Armfield界面查看是否达到稳态达到稳定状态后，可以采集温度、压力等测量数据进而计算发动机各站位的焓、熵值，计算结果可以用来绘制比焓-比熵图。点击Ar

28、mfield控制界面工具栏上的绿色“GO”按钮即开始进行数据采集，一般而言采集1030组数据即可。单击Armfield控制界面的“View Graph”图标可以显示比焓-比熵图，此外，当把温度（“TEMPERATURE”）设为Y轴第二变量时，可以同时显示比焓-比熵图和温度-比熵图。实验结果 利用热气动力学基本方程将实验测量的温度、压力等实验数据进行处理来获取发动机焓熵图是可行的。实验总结可以利用实验设备提供的温度、压力等测量参数定量分析气流流经发动机内压气机、燃烧室、涡轮和喷管的全部热力过程。热力分析的前提条件是发动机稳态运行，以确保气体定常流经发动机各个部件。可以对不同转速下发动机稳态运行时

29、的热力状态进行对比研究。实验5：涡喷发动机部件效率实验实验目的计算发动机各部件效率和回功比（Back Work Ratio）。实验原理对于一个热力过程，可以采用实际过程的焓降与理想等熵过程的焓降比值定义等熵效率。例如，在喷气式发动机压气机部件内，空气由状态1压缩到状态2：图5-1 压气机的理想压缩和实际压缩过程压气机中的等熵效率可以按下式给出： （5-1）为获得h2s（理想等熵压缩后P2压力下的焓值），需要用到以下公式： （5-2）上式中，下表“0”表示参考状态，通常选取标准大气压。将式（5-2）应用于压缩起始状态1和终了状态2: （5-3）对于定熵过程s1=s2，可以确定等熵压缩终温T2s：

30、 （5-4）进而应用下式确定等熵压缩后的理想焓值： （5-5） （5-6） （5-7）在涡轮内燃气热力过程与压气机内完全相反，效率计算方法与（5-1）式也有所不同：图5-2 涡轮的理想膨胀和实际膨胀过程涡轮等熵效率定义如下： （5-8） 把压气机耗功量与涡轮膨胀功量之比定义为回功比（Back Work Ratio）： （5-9）喷管等熵效率定义为： （5-9）式中，h5s为涡轮后气流参数经过喷管等熵膨胀到大气环境状态下的理想焓值，即： （5-10）喷管等熵效率一般情况下很高，认为实际过程的等熵效率达到100%，与理想过程非常接近。满足此假设时，可以在喷管内应用下式： （5-11）（5-11）式

31、表明，对于理想喷管，出口压力pe仅取决于出口马赫数Me，并由此可见，测量推力与计算推力的差别主要取决于理想动力推力和实际动力推力之间的差异（理想喷气速度和实际排气速度）。这意味着喷管出口真实气流速度比理论计算速度稍小。考虑上述因素，可以应用下式定义喷管效率： （5-12） （5-13）式中，ue,s是由计算推力值Tc计算得到的喷管出口气流速度，ue,real则是由测量推力值T计算得到的喷管出口气流速度。与上个实验（实验三 涡喷发动机焓-熵图绘制）要求相同，只有当发动机稳态运行且内部气流处于定常流动状态时测量数据才可用于发动机效率的计算。图5-3给出了以上所讨论的各个效率和对应的发动机部件。图5

32、-3 发动机各部件效率实验结果发动机稳态运行时，可以根据现有测量参数计算发动机部件效率。针对不同转速运行条件下的发动机均可进行这项研究，并可以分析各部件效率随转速的变化趋势。实验结论对计算所得的各部件效率进行讨论，并分析对于全尺寸燃气涡轮发动机以上这些数值会如何发生变化。开放选题：涡喷发动机性能分析实验目的发动机稳态运行时，可以根据现有测量参数计算发动机部件效率。针对不同转速运行条件下的发动机均可进行这项研究，并可以分析各部件效率随转速的变化趋势。实验设备发动机组件，数据采集系统，安装Armfield软件的PC控制端。实验原理通过CM14微型涡轮喷气式发动机试车实验，采集发动机各站位温度、压强

33、等基本热力学参数，对其展开热力学分析，主要实验内容包括：（1） 微型涡轮喷气式发动机试车实验和数据采集讲解CM14发动机部件组成和工作原理，介绍发动机各站位气路参数测量方法，通过航空发动机起动、慢车运行、转速和推力控制调节以及停车的试车实验，采集各站位温度、压强等基本热力学参数。转速n为横坐标，各站位温度T和压强p为纵坐标，分析热力参数随转速变化规律，了解发动机基本性能。（2） 涡喷发动机实际循环p-v图、T-s图绘制利用理想气体状态方程对稳态运行的发动机试车数据进行分析，计算比体积、熵等热力学参数，获取涡喷发动机实际循环的p-v图和T-s图。试车实验能够直接采集压力p和温度T，应用理想气体状

34、态方程和熵方程计算对应比体积v和熵s. （1） （2）（3） 涡喷发动机实际循环部件效率和整机热效率计算利用理想气体过程方程对发动机压气机、涡轮进行理论求解，得到压气机等熵压缩功和涡轮等熵膨胀功，结合实测数据计算实际过程功量，获得叶轮机械部件效率；利用喷管理论计算发动机尾喷管效率；结合热力学第一定律分析涡喷发动机热效率。压气机效率计算公式： （3）涡轮效率计算公式： （4）喷管效率计算公式： （5）发动机热效率计算公式： （6）（4） 涡喷发动机h-s图绘制和热力学第二定律分析法利用理想气体热力学性质计算各站位气流焓、熵值，获得涡喷发动机实际循环h-s图。基于热力学第二定律利用熵方程和可用能理论评价涡喷发动机火用效率。火用效率评价方法： （7）实验结论通过以上内容的学习和训练，使学生了解微型涡轮喷气式发动机试车实验方法，熟悉温度、压力等参数的采集方法和处理过程，掌握航空发动机起动、运行控制规律。要求学生熟练应用热力学第一定律、热力学第二定律、理想气体性质及其热力过程、燃气轮机气体动力循环等相关理论和计算方法对发动机实测数据展开分析，获得涡喷发动机实际布雷顿循环p-v图、T-s图和h-s图，得到发动机稳态运行工况下的部件效率、整机热效率和可用能损失，评价其经济性等。23